Dans le domaine des systèmes propulsifs, le statoréacteur classique possède de bonnes performances propulsives. Néanmoins, celles-ci se dégradent notablement lorsque les valeurs du nombre de Mach augmentent. Dans le régime hypersonique (au-delà de Mach 6), l'utilisation d'un statoréacteur à combustion supersonique, ou superstatoréacteur, doit permettre de surmonter ces difficultés. La simulation numérique est un des moyens d'étude de la combustion dans ces régimes d'écoulements rapides. Elle doit alors être capable de restituer des effets spécifiques aux écoulements à grand nombre de Mach, pour lesquels les temps caractéristiques chimiques et de mélange aux petites échelles peuvent être du même ordre de grandeur. Ce travail de thèse est consacré à l'amélioration des outils de simulation de la combustion dans les écoulements rapides en prenant en compte les effets de chimie finie et de micro-mélange sur la base d'une approche de réacteur partiellement prémélangé. La modélisation UPaSR ainsi proposée est validée sur la base du calcul d'une flamme jet supersonique. Les simulations numériques correspondantes conduisent à des résultats encourageants qui confirment l'importance, pour ce type de conditions, des effets cinétiques d'une part, et des effets compressibles d'autre part. Enfin, le modèle UPaSR est appliqué à l'analyse d'une configuration plus complexe de superstatoréacteur (RESTM12) étudiée expérimentalement à l'Université du Queensland. Deux méthodes différentes sont utilisées et comparées afin d'obtenir les principaux indices de performance.

Les essais expérimentaux pour des écoulements hypersoniques sont extrêmement dispendieux dans les coûts des installations et d'opérations. Par contre, la meilleure façon de contourner ce problème est l'utilisation de simulation numérique pour représenter des systèmes complexes. Cependant, la simulation numérique est encore à ces débuts et il reste beaucoup de travail à accomplir pour bien comprendre la physique de la mécanique des fluides. Ainsi, la plupart des scientifiques n'ont pas le choix de se retourner vers des modèles analytiques plus simples, afin de résoudre des problèmes complexes. Ce mémoire traite d'une méthode semi-analytique et semi-numérique afin de caractériser la modélisation, l'analyse et l'optimisation d'un véhicule hypersonique, utilisant un système de propulsion de type superstatoréacteur (SSRéacteur) ou superstatoréacteur à combustion induite par ondes de choc (SSCRéacteur), pour une mission donnée. Chaque véhicule hypersonique est un surfeur d'ondes (anglais : waverider) en 2D et qui est composé d'un modèle d'entrée d'air, de mixage et de réaction air/carburant, de chambre de combustion, de tuyère, d'aérodynamique externe et de masse. Ainsi, tous ces sous-systèmes utilisent un écoulement à propriétés constantes et/ou variables en fonction de la température et ils sont interreliés dans le but d'analyser les performances du véhicule global. Par l'emploi d'un processus d'optimisation, les performances des véhicules sont évaluées pour une convergence sur une masse déterminée (430 kg) et sur un équilibre des forces en Xet Ten fonction d'une mission donnée (Mach 7 à 20). La synthèse des résultats obtenus convient que pour les paramètres de la mission définie, les deux configurations ont des portées similaires, et que le SSCRéacteur a un fort potentiel avec l'utilisation de la détonation comme processus de combustion. Ces résultats donnent une bonne approximation des performances plausibles de deux configurations génériques de SSRéacteur et de SSCRéacteur. Cette étude multidisciplinaire démontre bien que des études complémentaires sont requises pour l'obtention de propriétés optimales (l'impulsion spécifique et la portée) pour chaque concept et ceci à chacune des conditions de vol. Néanmoins, le concept du SSCRéacteur demeure toujours très prometteur pour les années futures.

Ce travail présente la conception d'une expérience de combustion induite par choc. Ce type de combustion est utilisé pour la propulsion des avions voyageant plus rapidement que Mach 5, qui est le sujet de cet étude, mais survient également, par exemple, dans le lancement de projectile à haute vitesse (accélérateur dynamique). Une configuration conique à deux angles a été utilisée et quatre géométries d'injection ont été considérées: une surface conique, une configuration à double étage avec espacement rectangulaire, une rampe cylindrique et une rampe en forme de double coin. Les conditions du carburant et de l'écoulement libre ont aussi été modifiées. Quatre paramètres ont été étudiés: la hauteur de pénétration du carburant, le rendement de mélange, le contrôle de l'allumage prématuré et l'interaction entre l'onde de choc et la couche limite. Les simulations numériques ont été exécutées avec le code FLUENT®. Les équations Navier-Stokes tridimensionnelles moyennées par Favre ont été résolues en utilisant le modèle de turbulence SST k — u> développé par Menter. L'oxydation de l'hydrogène a été modelée par le mécanisme de réaction Jachimowski, qui inclut 9 espèces et 20 réactions. Une relation a été dérivée afin de prédire la hauteur de pénétration du carburant à la fin de la région de mélange. De l'étude de mélange, la rampe cylindrique a généré le meilleur champ d'écoulement pour accomplir la combustion induite par choc, puisqu'elle a procuré le meilleur rendement de mélange, elle a prévenu l'allumage prématuré et elle a dispersé le carburant loin de la surface. La partie réactive a révélé que la combustion du mélange a pu être initiée par la deuxième onde de choc, et que la zone subsonique dans la région de combustion a réduit la longueur d'induction. / This work presents a design for a shock-induced combustion experiment. This type of combustion occurs in aircraft engines flying faster than Mach 5, which is the topic of this study, but also occurs, for example, in high-speed projectile launching (ram accelerators). A two-angle cone configuration was used and four injector geometries were considered: a conical surface, a dual-stage configuration with rectangular gaps, a cylindrical ramp and a double-wedge ramp. The fuel as well as the freestream conditions were also varied. Four parameters were investigated: the fuel penetration height, the mixing efficiency, the control of premature ignition and the shock wave / boundary layer interaction. The numerical calculations were performed with the FLUENT® code. The three-dimensional Favre-averaged Navier-Stokes equations were solved employing the Menter SST k — u turbulence model. The hydrogen/oxygen combustion was modelled with a 9 species and 20 reactions Jachimowski reaction mechanism. A relation was derived to predict the fuel penetration height at the end of the mixing region. From the mixing study, the cylindrical ramp injector gave the best flowfield for shock-induced combustion since it provided the best mixing efficiency, prevented premature ignition and dispersed the fuel far from the wall. The combustion modelling revealed that combustion can be initiated by the second shock wave, and that the subsonic zone in the combustion region reduced the induction length.